CN106599486B - 一种建立飞机机翼变形模型的方法 - Google Patents

一种建立飞机机翼变形模型的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106599486B
CN106599486B CN201611170098.0A CN201611170098A CN106599486B CN 106599486 B CN106599486 B CN 106599486B CN 201611170098 A CN201611170098 A CN 201611170098A CN 106599486 B CN106599486 B CN 106599486B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
distorted pattern
establishing
point
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201611170098.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106599486A (zh
Inventor
林湘齐
陆华
吴德锋
李伟
王健志
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN201611170098.0A priority Critical patent/CN106599486B/zh
Publication of CN106599486A publication Critical patent/CN106599486A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106599486B publication Critical patent/CN106599486B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本发明公开了一种建立飞机机翼变形模型的方法。所述建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；步骤2：确定变形参数；步骤3：获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；步骤4：进行有限元仿真分析；步骤5：计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；步骤6：建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系。采用本申请的建立飞机机翼变形模型的方法可以快速、高效地建立任意型号飞机的高精度机翼变形模型，从而实现实时解算投放物的纵轴姿态角，提高传递对准精度。

Description

一种建立飞机机翼变形模型的方法
技术领域
本发明涉及飞机结构强度技术领域，特别是涉及一种建立飞机机翼变形模型的方法。
背景技术
飞机在高速机动飞行时，机翼受气动载荷、飞行高度等多种因素影响产生时变弹性变形，伴随产生的机翼外挂点纵轴姿态角变化对投放物投递对准精度有很大影响。
在实际高速机动飞行中，需要提前在飞机中装载机翼变形模型，这样就可以根据飞机当前的变形参数(如马赫数、过载等，具体参数取决于机翼变形模型形式)，实时解算挂点投放物的纵轴姿态角的数值。现有技术采用经验模型的方式进行，然而，经验模型所含参数较少，误差较大。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种建立飞机机翼变形模型的方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种建立飞机机翼变形模型的方法，所述建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；步骤2：根据全机静力试验数据或全机有限元仿真结果确定变形参数；步骤3：根据所确定的变形参数，设计载荷工况，并获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；步骤4：将各载荷工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷施加到全机有限元模型中，并进行有限元仿真分析；步骤5：在所述步骤4的基础上，根据所述机翼外挂点的前挂点接头以及后挂点接头的位移改变量，计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；步骤6：采用多元非线性回归分析方法，建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系。
优选地，所述步骤1中的对机翼外挂点处的局部结构进行细化具体为：机翼外挂点处过渡梁及内部接头用梁单元模拟，内部接头与梁、肋的连接腹板用膜单元模拟；在前挂点接头以及后挂点接头间建立刚性杆。
优选地，所述步骤2中的变形参数包括：马赫数、法向过载、飞行高度、飞机总重、挂点位置和外挂构型。
优选地，所述步骤3具体为：在设计载荷工况时，每次仅单一变形参数变化，其余变形参数不变，每个变形参数至少取三个值。
优选地，所述步骤5中的计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况包括俯仰角改变量、偏航角改变量以及滚转角改变量。
优选地，所述步骤6具体为：采用多元非线性回归分析方法，建立不同挂点位置以及不同外挂构型下机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与马赫数、法向过载、飞行高度之间的函数关系。
采用本申请的建立飞机机翼变形模型的方法可以快速、高效地建立任意型号飞机的高精度机翼变形模型，从而实现实时解算投放物的纵轴姿态角，提高传递对准精度。
附图说明
图1是根据本发明第一实施例的建立飞机机翼变形模型的方法的流程示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是根据本发明第一实施例的建立飞机机翼变形模型的方法的流程示意图。
如图1所示建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：
步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；
步骤2：根据全机静力试验数据或全机有限元仿真结果确定变形参数；
步骤3：根据所确定的变形参数，设计载荷工况，并获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；
步骤4：将各载荷工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷施加到全机有限元模型中，并进行有限元仿真分析；
步骤5：在步骤4的基础上，根据机翼外挂点的前挂点接头以及后挂点接头的位移改变量，计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；
步骤6：采用多元非线性回归分析方法，建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系。
采用本申请的建立飞机机翼变形模型的方法可以快速、高效地建立任意型号飞机的高精度机翼变形模型，从而实现实时解算投放物的纵轴姿态角，提高传递对准精度。
在本实施例中，步骤1中的对机翼外挂点处的局部结构进行细化具体为：机翼外挂点处过渡梁及内部接头用梁单元模拟，内部接头与梁、肋的连接腹板用膜单元模拟；在前挂点接头以及后挂点接头间建立刚性杆。
在本实施例中，步骤2中的变形参数包括：马赫数、法向过载、飞行高度、飞机总重、挂点位置和外挂构型。
在本实施例中，步骤3具体为：在设计载荷工况时，每次仅单一变形参数变化，其余变形参数不变，每个变形参数至少取三个值。
在本实施例中，步骤5中的计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况包括俯仰角改变量、偏航角改变量以及滚转角改变量。
在本实施例中，所述步骤6具体为：采用多元非线性回归分析方法，建立不同挂点位置以及不同外挂构型下机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与马赫数、法向过载、飞行高度之间的函数关系。可以理解的是，若需考虑飞机飞行过程中重量变化的影响，可以将法向过载ny乘以飞机重量影响因子KW，KW＝WR/W0,W0为飞机设计飞行重量，WR为飞机实时重量(飞机起飞重量-燃油消耗重量)。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (5)

1.一种建立飞机机翼变形模型的方法，其特征在于,所述建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：
步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；
步骤2：根据全机静力试验数据或全机有限元仿真结果确定变形参数；
步骤3：根据所确定的变形参数，设计载荷工况，并获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；
步骤4：将各载荷工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷施加到全机有限元模型中，并进行有限元仿真分析；
步骤5：在所述步骤4的基础上，根据所述机翼外挂点的前挂点接头以及后挂点接头的位移改变量，计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；
步骤6：采用多元非线性回归分析方法，建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系；所述步骤1中的对机翼外挂点处的局部结构进行细化具体为：机翼外挂点处过渡梁及内部接头用梁单元模拟，内部接头与梁、肋的连接腹板用膜单元模拟；在前挂点接头以及后挂点接头间建立刚性杆。
2.如权利要求1所述的建立飞机机翼变形模型的方法，其特征在于，所述步骤2中的变形参数包括：马赫数、法向过载、飞行高度、飞机总重、挂点位置和外挂构型。
3.如权利要求2所述的建立飞机机翼变形模型的方法，其特征在于，所述步骤3具体为：在设计载荷工况时，每次仅单一变形参数变化，其余变形参数不变，每个变形参数至少取三个值。
4.如权利要求3所述的建立飞机机翼变形模型的方法，其特征在于，所述步骤5中的计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况包括俯仰角改变量、偏航角改变量以及滚转角改变量。
5.如权利要求4所述的建立飞机机翼变形模型的方法，其特征在于，所述步骤6具体为：采用多元非线性回归分析方法，建立不同挂点位置以及不同外挂构型下机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与马赫数、法向过载、飞行高度之间的函数关系。
CN201611170098.0A 2016-12-16 2016-12-16 一种建立飞机机翼变形模型的方法 Active CN106599486B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611170098.0A CN106599486B (zh) 2016-12-16 2016-12-16 一种建立飞机机翼变形模型的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611170098.0A CN106599486B (zh) 2016-12-16 2016-12-16 一种建立飞机机翼变形模型的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106599486A CN106599486A (zh) 2017-04-26
CN106599486B true CN106599486B (zh) 2019-08-23

Family

ID=58601114

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611170098.0A Active CN106599486B (zh) 2016-12-16 2016-12-16 一种建立飞机机翼变形模型的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106599486B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108100221B (zh) * 2017-11-22 2021-02-05 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机机翼非线性分析方法
CN108413887B (zh) * 2018-02-22 2020-05-26 北京航空航天大学 光纤光栅辅助分布式pos的机翼形变测量方法、装置和平台
CN108563885B (zh) * 2018-04-23 2022-05-06 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种机翼颤振模型梁肋布局快速移动方法及系统
CN109726436A (zh) * 2018-12-04 2019-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼盒段刚度确定方法
CN110543687A (zh) * 2019-08-02 2019-12-06 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机载荷设计方法
CN112067226B (zh) * 2020-08-18 2021-07-27 南京航空航天大学 一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法
CN112098041B (zh) * 2020-08-18 2021-08-06 南京航空航天大学 一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置
CN112035959B (zh) * 2020-09-02 2022-08-19 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法
CN112699480A (zh) * 2020-12-29 2021-04-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种动翼面接头布置分析方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7130725B2 (en) * 2004-12-17 2006-10-31 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for correcting control surface angle measurements in single viewpoint photogrammetry
CN103558020B (zh) * 2013-11-05 2015-12-02 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法
CN103577648B (zh) * 2013-11-13 2016-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法
CN103995918A (zh) * 2014-04-17 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种机翼变形和振动对飞机传递对准影响的分析方法
CN104933250B (zh) * 2015-06-23 2018-03-02 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼动力学建模方法
CN105335549B (zh) * 2015-09-25 2018-08-31 南京航空航天大学 一种上下翼面变形叠加方法
CN105678015B (zh) * 2016-02-04 2018-12-21 北京航空航天大学 一种高超声速三维机翼的非概率可靠性气动结构耦合优化设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106599486A (zh) 2017-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106599486B (zh) 一种建立飞机机翼变形模型的方法
Fritz Numerical simulation of the peculiar subsonic flow-field about the VFE-2 delta wing with rounded leading edge
Xu et al. Lateral dynamic flight stability of a model bumblebee in hovering and forward flight
Tomac et al. Predictions of stability and control for a flying wing
CN109279044A (zh) 变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法
CN108595755A (zh) 一种新的火星探测飞行器面向控制的快速建模方法
Giordano de Oliveira Silva et al. System identification of flexible aircraft in time domain
EP2956356A1 (en) Systems and methods for controlling a magnitude of a sonic boom
CN113468828B (zh) 一种飞机空中飞行颠簸强度指数计算方法
Kroll et al. Digital-X: DLR’s way towards the virtual aircraft
CN111274648A (zh) 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法
Cook et al. Modelling the flight dynamics of the hang glider
CN107315136A (zh) 一种飞机雷电瞬态电流分布试验方法
Hoang et al. Experimental and numerical studies of wingtip and downwash effects on horizontal tail
CN111859540B (zh) 一种大气扰动中飞机颠簸响应的计算方法
CN105334860B (zh) 一种飞机自动改平控制方法
US20210253248A1 (en) Aircraft wings with reduced wingspan
Rajmohan et al. Improved prediction of rotor maneuvering loads using a hybrid methodology
Lofthouse et al. Static and dynamic simulations of a generic UCAV geometry using the kestrel flow solver
Dhruv et al. A Three Dimensional Iterative Panel Method for Bio-Inspired Multi-Body Wings
Wang et al. Static aeroelastic analysis of flexible aircraft with large deformations
Pfnür Numerical Analysis of the Trailing-Edge Vortex Layer and the Wake-Vortex System of a Generic Transport Aircraft Configuration
Shen et al. Pressure and shear information based three-axis attitude control for a micro air vehicle
Zhang et al. Computational study on the hovering mechanisms of a chordwise flexible wing
Xie et al. Aeroelastic trim analysis of very flexible aircraft based on 3-D lifting-line theory

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant